Avia

Су – 100(T-4)

Характеристики:

Су-100(Т-4) : тактико-технічні характеристики
Розмах крила, м	22
Довжина, м	44
Висота, м	11,2
Площа крила, кв.м.	295,7
Нормальна злітна маса, кг	114000
Маса порожнього, кг	55600
Максимальна злітна маса, кг	135000
Двигун	4хТРД РД-36-41
Тяга, кгс	4х16000
Максимальна швидкість, км/год	3200
Крейсерська швидкість, км/год	3000
Розбіг, м	950-1050
Пробіг, м	800-900
Екіпаж, чол.	2
Практична стеля, м	18000
Дальність польоту, км	7000

Призначення:Експериментальний стратегічний надзвуковий бомбардувальник-ракетоносець ОКБ ім. П.О.Сухого з чотирма двигунами РД-36-41 конструктора П.Колесова. Обшивка з високоміцних титанових сплавів.
Озброєння: дві стратегічні ракети класу "повітря-поверхня".

Формування зовнішності першого «триголового» радянського дальнього літака відбувалося на початку 60-х років. Основне призначення надзвукового ударно-розвідувального комплексу Т-4 (заводський номер-виріб «100») полягало в пошуку і знищенні крупних надводних цілей типу авіаносців, ракетоносців, морського транспорту, наземних об'єктів стратегічного призначення, а також у веденні повітряної розвідки. Планувалося, що літак, що має злітну масу 100-110 тон при крейсерській швидкості 3000-3200 км/ч на висоті 20- 24 км. без підвісних паливних баків, матиме дальність 6000 кілометрів. Експлуатація літака намічалася з аеродромів 1-го класу.

У квітні 1963 р. був закінчений попередній ескізний проект, в якому літак виконувався по схемі «качка» з керованим переднім горизонтальним оперенням, з тонким фюзеляжем великого подовження, що має слабовиступающий ліхтар, плавно перехідний в гаргрот. Силова установка складалася з чотирьох турбореактивних двигунів, які були встановлені попарно в ізольованих мотогондолах під крилом. Воздухозаборникі кожній з мотогондол були розділені перегородкою і мали вертикальні поверхні гальмування.

На літаку передбачалося встановити тонке стрілоподібне крило трикутної форми в плані. Передня кромка воздухозаборників значно виступала за передню кромку консолей крила. Передня опора шасі забиралася в нішу, розташовану у фюзеляжі; основні опори шасі - в ніші, розташовані в мотогондолах. Між мотогондолами на трьох паралельних точках підвіски, одна з яких співпадала з віссю симетрії фюзеляжу, розміщувалося озброєння літака.

Спільно створена ВВС СРСР і Державним комітетом з авіаційної техніки комісія в період з 21 травня по 3 червня 1963 р. розглянула представлені матеріали проекту і оцінила їх позитивно. У своєму Висновку вона відзначила, що дальній надзвуковий ударно-розвідувальний літак Т-4, запропонований ОКБ П. О. Сухого, по своєму призначенню, льотно-технічним характеристикам, складу радіоелектронного устаткування і озброєння в основному задовольняє вимогам ВВС до сучасних дальніх ударно-розвідувальних комплексів і є найбільш перспективним серед літаків подібного класу. Представлені матеріали пропонувалося узяти за основу для споруди макету і початку робочого проектування.

В кінці 1963 р. ударно-розвідувальний літак Т-4 окремою Ухвалою ЦК КПРС і Ради Міністрів СРСР був прийнятий до розробки.

До співпраці з ОКБ П. О. Сухого був привернутий широкий круг наукових організацій. Так, в період з 1962 по 1965 рр. в аеродинамічних трубах ЦАГІ був проведений великий об'єм робіт по продуванню аеродинамічних моделей літака.

У 1961-65 рр., коли в ОКБ остаточно сформувалася зовнішність літака Т-4, було розроблено 50 альтернативних варіантів його аеродинамічної компоновки. Основна увага приділялася пошуку оптимального варіанту для вирішення головного завдання: літак повинен був виконувати тривалий політ на висоті із швидкістю що втричі перевищує швидкість звуку.

Аеродинамічна схема «качка» відразу ж привернула увагу проектувальників. При цьому спроби розробити компоновку літака по іншій перспективній схемі - «бесхвостка» - повторювалися достатньо регулярно, але успіху не мали. Найбільш поширена «нормальна» аеродинамічна схема з хвостовим горизонтальним оперенням серйозної конкуренції першим двом скласти не могла і була забракована на самому початку. В даний час не збереглося навіть архівних матеріалів про праці за такою схемою.

Варіювалася і компоновка на літаку силової установки. Двигуни на кресленнях розташовувалися в чотирьох ізольованих мотогондолах під крилом і центропланом; то попарно по схемі «поряд» у двох ізольованих мотогондолах під крилом; то всі чотири двигуни в єдиній центральній мотогондолі по схемі «пакет». Не були обійдені увагою і складніші компоновки, такі, як розміщення двох двигунів по схемі «пакет» в центральній мотогондолі і два, - в ізольованих мотогондолах під крилом; двох двигунів з боків фюзеляжу і два - в ізольованих мотогондолах; по два двигуни з боків фюзеляжу.

Іноді пошуки приводили до оригінальних компоновок, що рідко зустрічаються в світовій практиці. Зокрема, заслуговує уваги компоновка чотирьох двигунів в центральній мотогондолі, де двигуни розташовані або попарно один над одним; або пара верхніх двигунів знаходиться ближчим до обрізу хвостової частини фюзеляжу, чим пара нижніх двигунів. Розглядалося і розташування двигунів в чотирьох ізольованих мотогондолах, коли дві мотогондоли знаходяться над крилом і дві - під крилом.

Вертикальне оперення (ВО) в основному застосовувалося однокільове, розташоване на хвостовій частині фюзеляжу з невеликим форкілем або без нього. Але в деяких варіантах компоновок виникала і двохкільова схема вертикального оперення.

Компоновка злітний-посадочних пристроїв, головним чином шасі, впливає на геометричні розміри і форму агрегатів, в яких розташовані ніші для їх прибирання. Тому проектування шасі для четирехдвігатель-ного трьохмахового літака виявилося далеко не легкою справою.

Як вже було сказано вище, спільна робота з ЦАГІ дозволила до 1963 р. сформувати аеродинамічну компоновку, що лягла в основу попереднього ескізного проекту. Остаточна аеродинамічна зовнішність літака склалася в 1965 р. У грудні 1966 р. в строк, встановлений замовником, ОКБ П. О. Сухого пред'явило командуванню ВВС СРСР повнорозмірний макет літака (завдовжки 43,7 м з розмахом крила 22 м) і ескізний проект.
Остаточна аеродинамічна компоновка літака, що дістала схвалення комісії, мала наступні риси:

була розроблена по аеродинамічній схемі «качка»;
несуча поверхня літака складалася з напливу, плавно перехідного в центроплан, і центроплану і консолей крила з прямою механізованою по всьому розмаху задньою кромкою;
тонкий фюзеляж великого подовження і круглого поперечного перетину був забезпечений цільноповоротним, з прямою віссю обертання, високорозташованим щодо фюзеляжу переднім горизонтальним оперенням;
однокільовим, з кермом напряму з невеликим форкілем, вертикальним оперенням;
поворотною носовою частиною фюзеляжу;
гаргротом, розташованим на верхній поверхні фюзеляжу;
двигуни були встановлені по схемі «пакет» в єдиній мотогондолі, з центральним воздухозаборником з вертикальними поверхнями гальмування, з вертикальним клином, що ділить воздухозаборник на дві половини, кожна з яких обслуговує два двигуни;
передняя опора шасі забиралася у вертикальний клин центрального воздухозаборника, основні опори шасі - в ніші, розташовані в мотогондолі між повітряними каналами і її зовнішнім бортом;
озброєння літака встановлювалося на дві відкриті підвіски, розташовані паралельно під мотогондолою.

У 1965 р. були видані технічні завдання розробникам на проектування окремих агрегатів і систем літака, а також на натурні стенди. У тому ж році розроблені креслення відсіків крила і фюзеляжу для статичних і динамічних випробувань і відробітку технологій їх виготовлення.

У 1966 р. було закінчено попереднє проектування і початий випуск робочих креслень. Повний їх комплект на перший досвідчений літак (виріб «101») був випущений в 1968 р. У цьому ж році почалася споруда літака «101». У 1969 р. була закінчена збірка головної і бічної частин фюзеляжу з центропланом, а в 1970 р. збірка агрегатів літака була закінчена повністю.

Майже одночасно в 1968 р. у виробництво були запущені креслення планера другого досвідченого літака (виріб «102»), потім в 1970 р. - третього досвідченого літака (виріб «103»), а в 1971 р. - четвертого (виріб «104»).

20 квітня 1972 р. літак був прийнятий екіпажем на льотні випробування. В ході випробувань «101» виконано вісім рулінь, з яких чотири були швидкісними, з розгоном до швидкості 260-290 км/ч і з відривом носового колеса. Швидкісні руління виконувалися за допомогою систем дистанційного керування, з включеними демпферами, при роботі внутрішньої пари двигунів на максимальному режимі форсажа, зовнішньої пари - на максимальному бесфорсажному режимі. Після закінчення швидкісної ділянки рулінь двигуни дроселювали до малого газу, випускався гальмівний парашут і проводилося гальмування літака. Результати проведеного експерименту підтвердили, що система дистанційного керування має кращі характеристики . Враховуючи надійність її роботи завдяки чотирикратному резервуванню, було ухвалено рішення: перший політ виконувати при керуванні літаком за допомогою дистанційної системи.

Перший політ експериментального літака «101» відбувся 22 серпня 1972 р. Його пілотували заслужений льотчик-випробувач Герой Радянського Союзу В. Ілюшин і заслужений штурман Н. Алферов.

Льотні випробування першого етапу пройшли вдало. У «Звіті про проведення заводських льотних випробувань літака Т-4 (заводський шифр «101»)», підписаному заступником головного конструктора, провідним льотчиком-випробувачем В. Ілюшиним, сказано, що «літак на рулюванні простий і добре керований, на злеті стійкий і не має тенденції до мимовільного рискання або підйому носа. Дуже хороший огляд з опущеною головною частиною фюзеляжу значно полегшує виконання рулювання, зльоту і посадки літака. Злітний кут витримується просто, відрив літака відбувається плавно. Після підйому носової частини фюзеляжу політ відбувається по приладах. Встановлений на літаку перископ дає хороший огляд вперед. Набір висоти простий і не вимагає від льотчика підвищеної уваги. У горизонтальному польоті літак керований добре. Розгін і прохід швидкості звуку спокійний, момент проходу М=1 наголошується тільки по приладах. Заданий режим легко витримується елевонами і переднім горизонтальним оперенням. Інтенсивність розгону літака досить хороша. Захід на посадку і посадка прості. Наявність автомата управлінням тяги повністю розвантажують льотчика від роботи двигунами на режимі заходу на посадку. Літак торкається землі плавно, без тенденції до мимовільного опускання носа, на пробігу літак стійкий і добре керований. Гальмівні парашути і гальмівна система, система коліс ефективні.

Літак «102» планувалося використовувати для відробітку навігаційної комплексу, а «103» - для реальних пусків керованих ракет. На літаку «104» передбачалося відпрацювати питання застосування бомбового озброєння, пуску керованих ракет, а також провести ряд випробувань для оцінки дальності польоту. Самолет«105» призначався для відробітку систем радіоелектронного устаткування, а літак «106» - для відробітку всього ударно-розвідувального комплексу в цілому.

Закриття робіт по темі «Т-4» перекреслило всі ці плани.
Перший експериментальний «трьохмаховий» літак Т-4, що зробив 9 польотів, був в 1982 р. відправлений на вічну стоянку в Монінський музей ВВС. Фрагменти літака «102» експонувалися в ангарі Московського авіаційного інституту, але згодом розрізали і відвезені на переплавлення.

На базі ударно-розвідувального комплексу літака Т-4 в ОКБ П. О. Сухого в 1967- 1972 рр. проводилася розробка стратегічного дворежимного ударно-розвідувального літака Т-4МС (заводський шифр - виріб «200»). Розробка була задана Ухвалою ЦК КПРС і Ради Міністрів СРСР в 1967 р.

Літак Т-4МС створювався з урахуванням новітніх досягнень в області аеродинаміки, двигунобудуванняя, застосування нових конструкційних матеріалів і технологічних процесів.

В 1967 - 1969 р. р.проводились роботи із створення дальнього надзвукового літака ракетоносця-розвідника Т-4М.Ця машина - подальший розвиток літака Т-4 в частині розширення його бойових можливостей за рахунок збільшення дальності польоту на дозвукових швидкостях, поліпшення злітний-посадочних характеристик, збільшення максимальної ваги бойового навантаження і розширення складу вживаного озброєння.Т-4М міг би бути першим в світі літаком з крилом змінної стріловидності, розрахованим на діапазон крейсерських швидкостей від М=0,6 до М=3. Протягом 1967-1969 р. р. було створено близько 30 варіантів компоновок цього літака, що відрізняються один від одного фрагментами аеродинамічної і конструктивно-компонувальної схем. Результати досліджень були оформлені у вигляді доповнення до ескізного проекту і в кінці 1969 р. направлені на висновок Замовникові і галузевим інститутам МАП.